[发明专利]一种火箭发动机防热尾舱结构

说明书

本发明提供了一种火箭发动机防热尾舱结构，包括尾舱本体，尾舱本体上设有用于装配发动机喷管的装配孔，所述尾舱本体上对应装配孔的位置设有压环，压环朝向装配孔中心的一侧设有用于填充发动机喷管与尾舱本体连接处间隙的贴合部，另一侧设置在尾舱本体上，所述尾舱本体上对应装配孔四周的位置设有防热环，防热环上对应压环的位置设有挡火环，挡火环与压环贴合部之间存在填充间隙，填充间隙内设有填料组件。本发明提供了一种火箭发动机防热尾舱结构，这种尾舱结构具有良好的防火防热性能，可有效防止火箭发动机喷管尾焰影响发动机尾舱内的设备，确保尾舱可以保持持续稳定运行，有利于提高火箭整体的安全性和可靠性。

技术领域

本发明属于火箭尾舱领域，尤其是涉及一种火箭发动机防热尾舱结构。

背景技术

火箭箭体结构是火箭的重要组成部分，其功用是把箭上各分系统，如有效载荷、控制系统、动力系统和测量系统等连成一个整体，为它们提供可靠工作的环境，并承受地面操作和飞行中的外力，维持良好的气动外形，保持火箭的完整性。箭体结构一般由有效载荷整流罩、推进剂贮箱、输送系统元件、仪器舱、级间段、发动机架和尾仓等几部分组成，其中尾舱作为火箭的重要组成部分，内部一般集成有舵面控制机构，控制机构对工作环境有一定的要求，因此尾舱在运行过程中的防火防热十分重要，尤其是需要避免发动机喷管的尾焰进入或影响尾舱。现有的尾舱结构对应发动机喷管一侧一般均设有防热层结构，但是对于发动机喷管与尾舱本体连接处缺乏有效的防火密封结构，而且单一的防火密封结构受温度变化影响较大，尾舱运行过程中单一的防火密封结构可靠性不佳，极易损坏，尾焰很容易经发动机喷管与尾舱本体连接处进入或影响尾舱，造成尾舱损坏或温度升高，极大的影响了尾舱在运行过程中的稳定性。

发明内容

有鉴于此，本发明旨在提出一种火箭发动机防热尾舱结构，以解决尾舱在运行过程中的防火防热问题。

为达到上述目的，本发明的技术方案是这样实现的：

一种火箭发动机防热尾舱结构，包括尾舱本体，尾舱本体上设有用于装配发动机喷管的装配孔，所述尾舱本体上对应装配孔的位置设有压环，压环朝向装配孔中心的一侧设有用于填充发动机喷管与尾舱本体连接处间隙的贴合部，另一侧设置在尾舱本体上，所述尾舱本体上对应装配孔四周的位置设有防热环，防热环上对应压环的位置设有挡火环，挡火环与压环贴合部之间存在填充间隙，填充间隙内设有能拓展贴合部体积的填料组件。

进一步的，所述贴合部上设有与填充间隙连通的填充槽，贴合部对应填充槽开口的一侧朝向挡火环设置，另一侧设有便于贴合部形变贴合发动机喷管的折弯。

进一步的，所述填料组件包括防火填料，防火填料一端设有与填充槽配合的弯折部，另一端设有与填充间隙配合的填充部，防火填料伸出填充间隙的位置设有突出部，突出部对应贴合部与发动机喷管连接处设置。

进一步的，所述尾舱本体上对应压环的位置设有与压环配合的装配槽，装配槽与装配孔连通，挡火环伸入装配槽的一端顶住压环，另一端设有用于限位防火填料的凸起部；所述凸起部对应贴合部设置，凸起部上设有与防火填料突出部配合的定位槽。

进一步的，所述挡火环上对应贴合部填充槽的位置设有压紧部，压紧部伸入填充槽的一端向装配孔中心的方向压紧防火填料。

进一步的，所述填料组件还包括填充槽内用于填充防火填料间隙的耐火填料，耐火填料一端顶住防火填料的弯折部，另一端顶住挡火环。

进一步的，所述防热环上对应挡火环四周的位置设有防火罩，尾舱本体对应防火罩的位置设有用于安装防火罩的支撑块，防热环上设有便于支撑块通过的通孔，支撑块内设有隔热空腔。

进一步的，所述挡火环突出于防热环表面，防火罩上朝向装配孔的一侧设有用于遮挡防火罩与挡火环间隙的凸出部，防火罩上对应凸出部的位置与支撑块之间存在隔热间隙。